基于响应面法的新型排翼式飞艇的气动优化设计

采用均匀试验设计的方法, 以后掠排翼式飞艇为初始气动外形, 后翼的轴、法向坐标为设计变量, 升力、阻力系数和升阻比为目标函数, 通过CFD结合响应面近似理论, 建立了气动参数的二阶响应面优化模型, 并针对排翼式飞艇的升阻特性进行了优化设计. 研究结果表明: 响应面方法是解决气动优化问题的一种行之有效的方法;优化后排翼式飞艇的气动性能得到明显改善, NACA0020, NACA0030, NACA0040排翼式飞艇的升阻比分别提高了9.61%, 6.08%, 13.08%; 飞翼的轴向和法向位置对各气动参数的影响不尽相同, 升力系数C_rm l和升阻比k对轴向位置更为敏感, 而轴向和法向位置对阻力系数C_d的影响则基本相当.      

基于雨燕翅膀的仿生三角翼气动特性计算研究

针对低雷诺数微型飞行器的气动布局, 设计出类似雨燕翅膀的一组具有不同前缘钝度的中等后掠($\varLambda =50^{\circ}$)仿生三角翼. 为了定量对比研究三角翼后缘收缩产生的气动效应, 设计了一组具有同等后掠的普通三角翼. 为了深入研究仿生三角翼布局的前缘涡演化特性以及总体气动特性, 采用数值模拟方法详细地探索了低雷诺数($Re=1.58\times 10^{4})$流动条件下前缘涡涡流结构和气动力随迎角的变化规律. 分析结果表明, 前缘钝度和后缘收缩对仿生三角翼前缘涡的涡流强度和涡破裂位置有显著影响. 相对于钝前缘来说, 尖前缘使仿生三角翼上下表面的压力差增大, 涡流强度也更大, 增升作用也更显著. 相对于普通三角翼构型, 仿生三角翼的前缘斜切使其阻力更大, 但后缘的收缩使涡破裂位置固定在此位置, 因此整个上翼面保持低压, 总的升力更大. 由于小迎角时升力增大更明显, 因此仿生三角翼的气动效率在小迎角时明显大于普通三角翼. 这些结论对于揭示鸟类的飞行机理以及未来微型仿生飞行器的气动布局设计具有重要的研究价值.      

飞行器变后掠过程非定常气动特性形成机理

可变体飞行器变后掠过程中的时变气动力与力矩特性对于飞行安全具有重要意义,是亟待深入研究的基础问题.通过风洞实验对其开展了研究,揭示了可变体飞行器变后掠引起的气动特性动态迟滞现象及滞回环大小与方向的影响因素.基于风洞实验结果和力学中一些重要概念,提出了3种物理效应:流场迟滞效应、附加运动效应、固壁牵连效应,以此定性与定量论证了可变体飞行器变后掠过程中非定常气动特性的形成机理.除了能解释实验现象,这一机理研究亦可用于后续可变体飞行器变后掠过程中的气动特性建模.     

近空间高速飞行器气动特性研究与布局设计优化

高空高速飞行中的黏性干扰效应、真实气体效应和稀薄气体效应成为决定未来空天飞行器能否实现安全飞行、精确控制和制导的重大基础科学问题.介绍了黏性干扰效应、真实气体效应和稀薄气体效应对高空高速飞行器气动特性影响,回顾了飞行器气动布局设计优化的发展过程,给出典型高速高升阻比飞行器气动布局设计及优化的结果.      

排翼布局飞行器气动性能的实验研究

通过低速低湍流度风洞实验,研究了利用排翼布局改善充气飞机采用大厚度翼型机翼带来的气动效率偏低问题。首先比较了采用不同厚度翼型的单翼与排式双翼布局的气动特性。在此基础上,为了优化排翼布局的气动特性,研究了给后翼安装偏转角对排翼布局气动特性的影响。同时,基于NACA0030翼型,设计了波纹型外形的充气机翼,比较了此外形下单翼和排翼布局气动性能的差异。实验结果表明,采用排翼布局能够改善采用厚翼型单翼布局的气动性能,而给后翼安装一定偏转角可以进一步提高排翼布局的升力和升阻比。采用波纹外形和光滑外形机翼模型的对比结果表明,波纹外形能够在大迎角时改善充气机翼的失速性能。分析认为,造成这一现象的流动机理是由于波纹型机翼在实验条件下提前由层流转捩为湍流,使失速推迟,流动分离现象有所减弱。     

CFD在飞翼标模支撑干扰影响研究中的应用

支撑干扰修正一直是风洞试验的一个重点和难点，特别是对于尾部扁平的飞翼布局飞行器，阻力和俯仰力矩是一个小量，进行风洞试验时，尾部需要局部放大，对阻力和俯仰力矩的影响相对较大，这就使得风洞试验时对支撑影响修正方法提出了更高的要求。本文采用CFD数值模拟手段针对小展弦比飞翼标模开展了网格收敛性和支撑干扰影响研究，分析了尾支撑对飞翼气动特性、压力分布和流场结构的影响，为进一步开展风洞试验的支撑干扰修正提供了依据。在典型工况下，支撑干扰会导致升力系数减小，阻力系数减小，抬头力矩增大；试验模型后体放大和支撑存在会导致飞翼标模上表面压力增大，激波强度变弱，尾部分离区域减小。     

吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展

高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结: 首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程; 其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向.      

飞翼概念设计的广义参数定义及其性能验算

提出基于飞机传统部件设计参数的广义参数概念,描述未来飞行器概念外形,并通过初步的性能验算公式体系验证其合理、有效性。外形广义参数的探讨是为实现未来飞行器概念外形创新设计进行的一种有益尝试。以飞翼布局在民用运输机中的应用为例,在巡航马赫为0.85的设计点下,采用广义参数设计体系进行飞翼布局外形概念设计,在概念设计中实现广义参数定义飞翼外形,完成飞翼的初步选型。对该外形在应用中的性能结果进行分析,着重体现升阻比及容积率两项重要性能指标,方案设计中,在容积率损失相对不大的情况下实现了飞翼的高升阻比。     

临近空间高升阻比布局高速气动性能对比

针对临近空间飞行器三类典型的气动布局概念:翼身组合体、翼身融合体和扁平升力体开展对比分析,研究关键几何设计参数对其升阻特性的影响规律.结果表明:翼身组合体布局适用于对升阻比要求比较高,对有效装载容积要求比较低的飞行器设计;扁平升力体布局适用于对有效装载容积要求比较高,对升阻比要求比较低的的飞行器设计;翼身融合体布局适用于对各项性能要求比较均衡的飞行器设计.     

飞翼布局无人机流动分离控制及机理分析

以小展弦比飞翼式无人机为对象,开展了基于零质量射流的主动流动控制数值模拟研究. 比较分析了应用零质量射流前后飞翼式无人机纵向气动特性的改善效果,并通过流场特征的分析探讨了流动控制技术产生气动增益的原因. 研究结果表明在模型中等迎角、大迎角范围,零质量射流技术可以显著增加升力系数,最大幅值达25%,并且拓宽了纵向力矩的线性范围. 机理分析表明,零质量射流扰动通过提高模型绕流场的边界层掺混,增强附面层内外的动量输运,使得附面层有足够的能量克服逆压梯度和黏性损耗,从而达到减缓流动分离甚至使分离流再附的目的.      

Computation of the stability derivatives via CFD and the sensitivity equations

The method to calculate the aerodynamic stability derivates of aircrafts by using the sensitivity equations is ex- tended to flows with shock waves in this paper. Using the newly developed second-order cell-centered finite volume scheme on the unstructured-grid, the unsteady Euler equations and sensitivity equations are solved simultaneously in a non-inertial frame of reference, so that the aerodynamic stability derivatives can be calculated for aircrafts with complex geometries. Based on the numerical results, behavior of the aerodynamic sensitivity parameters near the shock wave is discussed. Furthermore, the stability derivatives are analyzed for supersonic and hypersonic flows. The numerical results of the stability derivatives are found in good agree- ment with theoretical results for supersonic flows, and variations of the aerodynamic force and moment predicted by the stability derivatives are very close to those obtained by CFD simulation for both supersonic and hypersonic flows.     

ACTIVE SEPARATION CONTROL FOR THE FLYING-WING UAV USING SYNTHETIC JET

以小展弦比飞翼式无人机为对象,开展了基于零质量射流的主动流动控制数值模拟研究. 比较分析了应用零质量射流前后飞翼式无人机纵向气动特性的改善效果,并通过流场特征的分析探讨了流动控制技术产生气动增益的原因. 研究结果表明在模型中等迎角、大迎角范围,零质量射流技术可以显著增加升力系数,最大幅值达25%,并且拓宽了纵向力矩的线性范围. 机理分析表明,零质量射流扰动通过提高模型绕流场的边界层掺混,增强附面层内外的动量输运,使得附面层有足够的能量克服逆压梯度和黏性损耗,从而达到减缓流动分离甚至使分离流再附的目的.     

某型双立尾战斗机的网格生成及流场解

以某型双立尾战斗机为例，给出了实际复杂型号飞行器结构网格生成的一种分块方案及实现过程。用一种矢性三次多项式插值的方法生成相邻块公共交界面的网格，用求解椭圆型方程的方法生成块内空间网格。在所生成的双立尾战斗机分块结构网格中分区求解Ｅｕｌｅｒ方程，获得了合理的全机气动力系数、翼面压力分布和绕流图谱结果     

非线性热环境下高温合金蜂窝板隔热性能研究

金属蜂窝板结构在高温热环境下的隔热特性是高速飞行器热防护设计的重要参数. 使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统, 对高温合金蜂窝平板结构在高达800℃的非线性热环境下的隔热性能进行实验研究, 获得了蜂窝板结构的瞬态和稳态传热特性以及在多种不同温度下金蜂窝平板结构隔热效果的实验数据. 在考虑结构内部蜂窝芯壁面间辐射、金属结构的传热以及蜂窝腔内空气传热的多重热交换条件下, 采用三维有限元计算方法对蜂窝板的隔热特性进行了数值模拟, 计算结果和试验结果的吻合性良好, 验证了数值模拟方法的可信性和有效性, 并为数值模拟方法能够在一定程度上较好地替代价格昂贵的气动热模拟试验打下了基础. 讨论了在复杂非线性高温环境下金属蜂窝板隔热效率的变化, 加热面温度的升降速度与隔热效率的关联性以及金属蜂窝板表面发射率的选取等问题, 对高速飞行器金属蜂窝结构的热防护研究具有重要的参考价值.      

高超声速飞行器关键部位气动热计算

运用快速算法对高超声速飞行器外表面的一些关键部位经受的气动热环境进行计算分析。在理论和经验公式的基础上,利用轴对称比拟法考虑攻角影响,采用局部相似性解及参考焓等方法确定飞行器有攻角再入的表面气动加热,发展了一套高超声速飞行器关键部位气动热的计算方法。以钝锥为算例对计算方法进行了验证,结果表明,本文所述方法具有较高的效率和精度。     

爆炸载荷下飞机典型加筋结构毁伤特性

为了探讨爆炸载荷下飞机典型加筋结构的响应规律,开展了爆炸实验,获得了飞机典型结构表面的反射超压历程,加筋结构的应变、位移等结构响应数据。并结合实验结果建立了高置信度的有限元模型,研究了所选结构的变形分布规律和塑性毁伤特性。结果表明,对于本文中选取的飞机加筋结构,塑性变形除了会开始于常见的加强筋中点外,还会开始于加强筋与加强筋联结处、加强筋与外框联结处。这主要是受加筋板的双向拉伸变形和应力集中的影响。进一步总结了随冲击波正压时间增长,能够引发加筋结构塑性变形的有效冲量和反射超压峰值阈值。研究结果对飞机气动外形、抗爆能力设计具有重要意义。     

Evaluation of heat transfer surfaces for compact recuperator using a CFD code

Exhaust recovery recuperator is mandatory in order to realize a thermal efficiency of 30% or higher for micro turbines. In this work an attempt is made to select the cross corrugated heat transfer surface with minimum core volume of a recuperator matrix using a CFD code. Analysis is carried out for selected cross corrugated heat transfer surface configurations. The relation between the minimum core volume from design calculation and average skin friction coefficient from CFD analysis has been established.